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公开(公告)号：CN114995517B
公开(公告)日：2025-05-06
申请号：CN202210886144.6
申请日：2022-07-26
Applicant: 西北工业大学
IPC: G05D1/46 , G05D109/20
Abstract: 本发明公开了一种基于弹道偏角纠偏的亚音速飞行器轨迹规划方法，包括基于最大飞行速度约束、最大攻角约束、落点弹道倾角约束、落点Y方向位置约束确定纵向平面基准弹道；建立发射坐标系和弹道坐标系，分别计算弹道偏角和弹道偏角控制指令；将纵向平面基准弹道作为六自由度仿真俯仰通道跟踪信号，根据飞行器落点要求规划发射坐标系xOz平面弹道。本发明能够实现发射坐标系xOz平面任意弹道偏角弹道，同时满足精确制导的指标要求，提高轨迹规划的灵活性。
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公开(公告)号：CN118689254A
公开(公告)日：2024-09-24
申请号：CN202410687663.9
申请日：2024-05-30
Applicant: 西北工业大学
IPC: G05D13/62
Abstract: 本发明公开了一种基于能量管理的飞行器落速控制方法，属于航空航天控制领域，包括：根据基准弹道信息，获取飞行器的马赫数和高度，并设计纵向过载控制系统，通过弹目距离进行过渡段的判断，并通过飞行器实际的能量变化与基准弹道的能量变化的偏差是否大于预先设定的最大允许能量偏差进行控速段的判断，根据判断结果对飞行器进行过载控制或正常末制导过渡，完成对飞行器的落速控制。本发明设计了基于能量管理的纵向过载控制系统，实现了能量的耗散，减小飞行器落速散布的目标，能够根据实际情况，对飞行器进行过载控制或正常末制导过渡，缩小飞行器落速的散布，保证飞行器全程的稳定控制和对目标的有效打击。
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公开(公告)号：CN114489109B
公开(公告)日：2023-06-30
申请号：CN202111067456.6
申请日：2021-09-13
Applicant: 西北工业大学
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明设计了一种三维主从式攻击时间控制协同制导方法，实现所有飞行器在期望的时刻同时命中目标。该方法首先分析三维空间下多飞行器与目标的相对运动关系数学模型，随之构建攻击时间误差变量，并给出主飞行器的攻击时间控制制导律，进一步针对从飞行器定义一致性协同变量，给出从飞行器协同制导律。在只有主飞行器能够接收攻击时间指令，且部分从飞行器无法与主飞行器直接通信的情况下，所设计协同制导律能够保证主‑从飞行器群在指定攻击时间同时命中目标。
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公开(公告)号：CN114200829B
公开(公告)日：2023-06-23
申请号：CN202111317847.9
申请日：2021-11-09
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明提出一种超音速大机动靶标基于伪闭环的高精度速度控制方法，目的是在于提供一种采用推力不可连续调节的液体火箭发动机为动力的大机动靶标，在巡航剖面内的高精度伪闭环速度控制方法。该方法首先通过大机动靶标的数学模型对剖面的巡航阻力进行预测；之后根据预测的阻力Dyc，设计了3种推力组合的策略；由于发动机推力建立及下降均有响应时间，为了确保巡航速度的高精度控制，设计了发动机开关机的门限修正值。飞行试验结果证明了该方法的有效性。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN116027802A
公开(公告)日：2023-04-28
申请号：CN202211356244.4
申请日：2022-11-01
Applicant: 西北工业大学
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明公开了一种飞行器水平面定轨迹转弯方法，其包括以下步骤：S1：得到飞行器的控制指令方程；S2：计算控制增益；S3：将侧向过载指令输入飞行器的侧向过载控制系统，飞行器根据侧向过载指令和控制增益执行转弯；S4：建立飞行器转弯时速度的判断模型，利用判断模型判断飞行器转弯是否完成：S5：根据设计的飞行轨迹提取飞行器转弯完成后的侧向位置指令，侧向位置指令输入侧向位置控制系统中，对飞行器的位置进行纠偏。本发明首次提出在给定飞行器期望转弯半径的前提下，通过飞行器当前的速度实时计算转弯所需过载，设置转弯提前结束的判断条件，完成预定转弯，使得飞行器完成转弯后能够直接飞回到主航道上。
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公开(公告)号：CN114995517A
公开(公告)日：2022-09-02
申请号：CN202210886144.6
申请日：2022-07-26
Applicant: 西北工业大学
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明公开了一种基于弹道偏角纠偏的亚音速飞行器轨迹规划方法，包括基于最大飞行速度约束、最大攻角约束、落点弹道倾角约束、落点Y方向位置约束确定纵向平面基准弹道；建立发射坐标系和弹道坐标系，分别计算弹道偏角和弹道偏角控制指令；将纵向平面基准弹道作为六自由度仿真俯仰通道跟踪信号，根据飞行器落点要求规划发射坐标系xOz平面弹道。本发明能够实现发射坐标系xOz平面任意弹道偏角弹道，同时满足精确制导的指标要求，提高轨迹规划的灵活性。
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公开(公告)号：CN114200828A
公开(公告)日：2022-03-18
申请号：CN202111317834.1
申请日：2021-11-09
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明提出一种超音速大机动靶标持续大过载防失速方法，该方法首先设计了可用过载指令解算策略，当可用过载能力nya大于预定程控指令nyc1时，靶标跟踪程控指令，否则跟踪可用过载指令。通过设置速度保护门限Malim将可用过载指令的解算分为两个部分，当速度高于门限Malim时，可用过载能力nyah受限于通道舵最大偏转角度；当速度低于门限Malim时，则必须确保靶标的速度增大至门限以上，因此可用过载能力nyad受限于最大推力。该算法通过在线实时解算出靶标可用过载能力nya，与预定程控指令nyc1按照可用过载指令解算策略实时给靶标输出跟踪指令nyc，保证了靶标持续大过载机动过程中的速度不小于速度保护门限，确保飞行安全。飞行试验结果证明了该方法的有效性。
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公开(公告)号：CN114104254A
公开(公告)日：2022-03-01
申请号：CN202111317850.0
申请日：2021-11-09
Abstract: 本发明提出一种超音速大机动靶标气动外形，其中，头罩采用冯卡门曲线放样成型；鸭翼为两个，分别设置在头罩的两端，鸭翼采用中等后掠角梯形翼；弹身中后段位于头罩后端，采用圆形截面等直段；弹翼为两个，分别设置在弹身中后段两侧；级间过渡舱串联连接任务级与助推器；助推器弹身位于级间过渡舱后端，采用圆形截面等直段；旋转尾翼为四个，设置于助推器弹身尾部；副翼为两个，分别设置在弹身后段两侧并位于弹翼后缘端；立尾为燕形立尾，分别设置在弹翼翼尖两端。该外形能够使靶标实现宽速域范围飞行，同时该气动外形的靶标在超音速大机动飞行时气动性能优异，操纵性能好，填补了超音速大机动靶标领域的空白，能够满足新型武器鉴定和战训的需求。
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公开(公告)号：CN113359813A
公开(公告)日：2021-09-07
申请号：CN202110510192.0
申请日：2021-05-11
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明提供一种多领弹多从弹群组协同制导方法，包括：步骤1：建立导弹相对目标的运动关系数学模型；步骤2：预测领弹的剩余命中时间；步骤3：定义领弹的一致性误差变量；步骤4：给出领弹的协同制导律；步骤5：定义第k组第f个从弹变量为；步骤6：给出从弹的协同制导律。通过本发明设计的方法，借助弹群间领弹的通信、以及弹群内的通信，通过建立运动关系数学模型，定义协同变量，分别给出了领弹和从弹的协同制导律，使得所有的导弹最终同时命中目标。
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